Комбинированный турбовинтовой - турбореактивный двигатель криштопа (ктвтрдк) и способ функционирования ктвтрдк
Изобретение относится к области воздушно-реактивных двигателей, сочетающих в себе одновременно достоинства турбовинтовых двигателей (ТВД) и турбореактивных двигателей (ТРД), эффективно работающих в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых скоростей до двух Махов, и которые могут использоваться для дальнемагистральной сверхзвуковой высокоэффективной и надежной авиации, обеспечивая высокие КПД, экономичность и надежность в диапазоне скоростей летательного аппарата 0-800 км/ч, и высокую эффективность с удельным импульсом, равным 3000 при скоростях летательного аппарата в диапазоне 1-2 Маха. Используется один общий воздушный компрессор с приводом от газовой турбины турбореактивного двигателя для обеспечения эффективной работы турбовинтового двигателя на этапах взлета, посадки, достижения скорости полета до 800 км/ч и для обеспечения эффективной работы турбореактивного двигателя на этапах полета выше 800 км/ч и далее со сверхзвуковыми скоростями 1-2 Маха при выведенном из работы турбовинтовом двигателе. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.
Заявленное изобретение относится к области воздушно-реактивных двигателей, эффективно работающих в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых скоростей до двух Махов, которые могут использоваться для дальнемагистральной сверхзвуковой высокоэффективной и надежной авиации.
Из существующего уровня техники известны турбовинтовые двигатели (ТВД) - основная тяга создается воздушным винтом, а довольно значительная дополнительная тяга (8-12%) за счет истечения продуктов сгорания и турбореактивные двигатели (ТРД) - основная тяга которых создается струей истечения продуктов сгорания из реактивного сопла. Достоинства ТВД высокие КПД, экономичность и надежность в диапазоне скоростей летательного аппарата 0-800 км/час, а достоинства ТРД - это высокая эффективность с удельным импульсом, равным 3000 (отношением тяги к секундному расходу топлива) при скоростях летательного аппарата в диапазоне 1-2 Маха. Однако в настоящее время из уровня техники неизвестен воздушно-реактивный двигатель (ВРД), сочетающий в себе одновременно достоинства ТВД и ТРД, эффективно работающий в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых скоростей до двух Махов, и который может использоваться для дальнемагистральной сверхзвуковой высокоэффективной и надежной авиации, обеспечивая высокие КПД, экономичность и надежность, присущие ТВД, в диапазоне скоростей летательного аппарата 0-800 км/час и высокую эффективность с удельным импульсом, равным 3000, присущим ТРД, при скоростях летательного аппарата в диапазоне 1-2 Маха, в соответствии с Л [1-2].
Таким образом, остается актуальной задача создания воздушно-реактивного двигателя, сочетающего в себе одновременно достоинства ТВД и ТРД, эффективно работающего в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых скоростей до двух Махов, и который может использоваться для дальнемагистральной сверхзвуковой высокоэффективной и надежной авиации, обеспечивая высокие КПД, экономичность и надежность в диапазоне скоростей летательного аппарата 0-800 км/час и высокую эффективность с удельным импульсом, равным 3000 при скоростях летательного аппарата в диапазоне 1-2 Маха
Задачей достижения технического результата, на который направлено заявленное изобретение, является создание воздушно-реактивного двигателя, сочетающего в себе одновременно достоинства ТВД и ТРД, эффективно работающего в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых скоростей до двух Махов, и который может использоваться для дальнемагистральной сверхзвуковой высокоэффективной и надежной авиации, обеспечивая высокие КПД, экономичность и надежность в диапазоне скоростей летательного аппарата 0-800 км/час и высокую эффективность с удельным импульсом, равным 3000 при скоростях летательного аппарата в диапазоне 1-2 Маха.
Указанная задача (достижение технического результата) решается тем, что предложен Комбинированный турбовинтовой - турбореактивный двигатель, по пункту 1 формулы изобретения.
Технический результат достигается также в способе функционирования Комбинированного турбовинтового - турбореактивного двигателя, по пункту 2 формулы изобретения. Сущность изобретения поясняется чертежом Фиг. 1.
На чертеже Фиг. 1 представлена функциональная схема Комбинированного турбовинтового - турбореактивного двигателя, где в одном корпусе 13 турбореактивный двигатель, содержащий воздухозаборник 14 с регулируемыми размерами и изменяемой формой, позволяющими обеспечивать наибольшее использование дозвукового и сверхзвукового скоростного напора воздуха с минимальными потерями, воздушный компрессор 15, камеру сгорания с топливными форсунками 20, газовую турбину 21 привода воздушного компрессора 15 и выходное реактивное сопло 22, например, с регулируемыми размерами и формой, позволяющими эффективно работать на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, например, без форсажной камеры, а также включает в себя в одном корпусе 13 турбовинтовой двигатель, содержащий механический редуктор 5 с двумя выходными валами 1 и 4 противоположного с одинаковой скоростью вращения, на которых установлены воздушные винты 2 и 3, лопасти которых имеют возможность изменения угла атаки от нуля до девяносто градусов, содержащий также камеру сгорания с топливными форсунками 10, газовую турбину 11 привода механического редуктора 5 и выходное нерегулируемое реактивное сопло 12, и при этом также включает в себя в одном корпусе 13 герметичную емкость 16, для сжатого воздушным компрессором 15 воздуха, которая содержит отдельную клапанную решетку 9, имеющую возможность для регулируемой подачи сжатого воздуха в камеру сгорания с топливными форсунками 10 турбовинтового двигателя и отдельную клапанную решетку 19, имеющую возможность для регулируемой подачи сжатого воздуха в камеру сгорания с топливными форсунками 20 турбореактивного двигателя, а также содержит герметичные уплотнения 6 и 8 вала 7 привода механического редуктора 5 от газовой турбины 11 турбовинтового двигателя и герметичное уплотнение 18 вала 17 привода воздушного компрессора 15 от газовой турбины 21 турбореактивного двигателя.
Работа Комбинированного турбовинтового - турбореактивного двигателя (далее -КТВТРД), описанного по чертежу Фиг. 1 и установленного на самолет, конструктивно имеющий возможность полетов со скоростями до 2 Махов, осуществляется следующим образом. В исходном положении лопасти воздушных винтов 2 и 3 в положении нулевого угла атаки, отдельные клапанные решетки 9 и 19, имеющую возможность для регулируемой подачи сжатого воздуха в закрытом состоянии, а воздухозаборник 14 и выходное реактивное сопло 22 в положении дозвукового режима полета. Далее стартером (на эскизе не показан) раскручивается турбина воздушного компрессора 15 вместе с валом 17 привода воздушного компрессора 15 от газовой турбины 21. При достижении достаточного давления воздуха, сжатого воздушным компрессором 15 в герметичной емкости 16, открывается отдельная клапанная решетка 19 на величину массового расхода сжатого воздуха, достаточного для расхода топлива в топливных форсунках 20, обеспечивающих полное сгорание топлива в камере сгорания и эффективную работу газовой турбины 21 турбореактивного двигателя в режиме привода только воздушного компрессора 15 от газовой турбины 21 с небольшой дополнительно реактивной тягой выходного реактивного сопла 22 турбореактивного двигателя. Затем открывается отдельная клапанная решетка 9 на величину массового расхода сжатого воздуха, достаточного для расхода топлива в топливных форсунках 10, обеспечивающих эффективную работу газовой турбины 11 привода механического редуктора 5 с воздушными винтами 2 и 3 турбовинтового двигателя. Затем регулируя угол атаки лопастей воздушных винтов 2 и 3 от нулевого до обычно 30-40 градусов, в соответствии с Л [1-2], обеспечивают оптимальную величину тяги турбовинтового двигателя на режимах взлета, полета со скоростями до 800 км/час и посадки. Для увеличения скорости полета более 800 км/час открывается отдельная клапанная решетка 19 на максимальную величину массового расхода сжатого воздуха, с максимально достаточным расходом топлива в топливных форсунках 20, обеспечивающих полное сгорание топлива к камере сгорания и эффективную работу газовой турбины 21 турбореактивного двигателя в режиме привода не только воздушного компрессора 15 от газовой турбины 2, но и с максимальной тягой выходного реактивного сопла 22 турбореактивного двигателя. Одновременно угол атаки лопастей воздушных винтов 2 и 3 переводится в положение 90 градусов для максимального уменьшения лобового сопротивления и отключается подача топлива на топливные форсунки 10 и полностью закрывается отдельная клапанная решетка 9, уменьшая до нуля величину массового расхода сжатого воздуха, тем самым отключая в резерв турбовинтовой двигатель в составе КТВТРД. И дальнейший полет со сверхзвуковыми скоростями самолет с КТВТРД осуществляет с соответствующим регулированием воздухозаборника 14 с регулируемыми размерами и изменяемой формой, позволяющими обеспечивать наибольшее использование дозвукового и сверхзвукового скоростного напора воздуха с минимальными потерями и выходного реактивного сопла 22 с регулируемыми размерами и формой, позволяющими эффективно работать на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. Уменьшение сверхзвуковой скорости полета самолета и переход на скорость полета 800 км/час и ниже до скорости приземления осуществляется КТВТРД в обратном порядке до исходного положения КТВТРД.
Благодаря вышеперечисленному в изобретении достигается технический результат, заключающийся в создании воздушно-реактивного двигателя «Комбинированного турбовинтового - турбореактивного двигателя», сочетающего в себе одновременно достоинства ТВД и ТРД, эффективно работающего в широком диапазоне - от нулевых до сверхзвуковых скоростей до двух Махов, и который может использоваться для дальнемагистральной сверхзвуковой высокоэффективной и надежной авиации, обеспечивая высокие КПД, экономичность и надежность в диапазоне скоростей летательного аппарата 0-800 км/час и высокую эффективность с удельным импульсом, равным 3000 при скоростях летательного аппарата в диапазоне 1-2 Маха.
Список литературы
1. Кулагин В.В. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Изд. 2-е. М. Машиностроение. 2003.
2. Скубачевский Г.С., Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей, 2 изд., М., 1965; «Авиация и космонавтика», 1963, №3, с. 6-13; 1966, №2, с. 60-64; 1967, №7, с. 57-61.
1. Комбинированный турбовинтовой - турбореактивный двигатель, характеризующийся тем, что включает в себя в одном корпусе турбореактивный двигатель, содержащий воздухозаборник с регулируемыми размерами и изменяемой формой, позволяющими обеспечивать наибольшее использование дозвукового и сверхзвукового скоростного напора воздуха с минимальными потерями, воздушный компрессор, камеру сгорания с топливными форсунками, газовую турбину привода воздушного компрессора и выходное реактивное сопло с регулируемыми размерами и формой, позволяющими эффективно работать на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях с форсажной камерой или без форсажной камеры, а также включает в себя в одном корпусе турбовинтовой двигатель, содержащий механический редуктор с двумя выходными валами противоположного с одинаковой скоростью вращения, на которых установлены воздушные винты, лопасти которых имеют возможность изменения угла атаки от нуля до девяноста градусов, содержащий также камеру сгорания с топливными форсунками, газовую турбину привода механического редуктора и выходное нерегулируемое реактивное сопло, и при этом также включает в себя в одном корпусе герметичную емкость для сжатого воздушным компрессором воздуха, которая содержит отдельную клапанную решетку, имеющую возможность для регулируемой подачи сжатого воздуха в камеру сгорания турбовинтового двигателя, и отдельную клапанную решетку, имеющую возможность для регулируемой подачи сжатого воздуха в камеру сгорания турбореактивного двигателя, а также содержит герметичные уплотнения вала привода механического редуктора от газовой турбины турбовинтового двигателя и герметичное уплотнение вала привода воздушного компрессора от газовой турбины турбореактивного двигателя.
2. Способ функционирования комбинированного турбовинтового - турбореактивного двигателя по п. 1, заключающийся в использовании одного общего воздушного компрессора с приводом от газовой турбины турбореактивного двигателя для обеспечения эффективной работы турбовинтового двигателя на этапах взлета, посадки, достижения скорости полета до 800 км/ч и для обеспечения эффективной работы турбореактивного двигателя на этапах полета выше 800 км/ч и далее со сверхзвуковыми скоростями 1-2 Маха при выведенном из работы турбовинтовом двигателе.
